Траектория с пассивным участком

Описанный маневр называют по-разному старт с орбиты, использование траектории разгона с пассивным участком, старт с помои ью орбитального разгонного блока. Смысл маневра заключается в том, что один крутой разгон заменяется двумя пологими (практически горизонтальными) при выходе на промежуточную [c.200]

Рассмотренное эллиптическое движение материальной точки под действием земного тяготения совпадает с движением центра масс ракеты на пассивном участке ее траектории, где отсут-С7 вует тяга двигателя, а сопротивлением разреженного воздуха на больших высотах полета можно пренебречь. В этом случае начальное положение центра масс ракеты и начальная скорость этого центра определяются их значениями, соответствующими концу активного участка полета ракеты и исчезновению сопротивления воздуха. Этому вопросу, а также некоторым начальным представлениям о динамике ракеты будет далее посвящен специальный параграф ( 105). [c.62]

Разобранный пример с лифтом, движущимся с ускорением а>о, равным ускорению g свободного падения тел вблизи поверхности Земли, представляет собой простейший пример осуществления невесомости. Аналогичное явление невесомости обнаруживается в кабине самолета, совершающего свободное поступательное движение под действием силы тяжести при выключенных двигателях и в столь разреженных слоях атмосферы, что можно пренебречь сопротивлением и подъемной силой, возникающими при взаимодействии самолета с окружающей его воздушной средой (или в обычной атмосфере при специальном управлении самолетом). Невесомость испытывают также космонавты при поступательном движении ракеты на пассивном участке ее траектории ( 105) при пренебрежимо малом сопротивлении воздуха. [c.427]

Межконтинентальные дальности. Баллистические траектории (рис. 1.15.6, траектория 1). Как правило, аппараты с такой траекторией являются многоступенчатыми с отделяющейся головной частью и выполняются по схеме без оперения. На активном участке траектории управление и стабилизация обеспечиваются газодинамическими органами, на пассивном — управляющими ракетными двигателями, которые придают необходимую устойчивость последней ступени и позволяют осуществить коррекцию траектории ([481, 1968, № 1), [15]. В отдельных случаях движение на пассивном участке может быть неуправляемым. [c.129]

В тех случаях, когда аппарат земля — земля является одноступенчатым без отделяющейся головной части, в схеме предусмотрено оперение, обеспечивающее надежную стабилизацию на пассивном участке траектории. На активном участке устойчивость и управление обеспечиваются газодинамическими органами. В некоторых случаях схема управляемой баллистической ракеты с отделяющейся головной частью также может иметь оперение. Оно предусматривается в том случае, если для стабилизации на траектории статически неустойчивой ракеты потребуются такие мощные газодинамические органы, которые практически невыполнимы. Оперение в хвостовой части ракеты обеспечит перемещение центра давления ближе к центру масс и повышение статической устойчивости. [c.129]

Рикошетирующие траектории (рис. 1.15.6, траектория 3). Летательные аппараты с такими траекториями занимают промежуточное положение между двумя предыдущими. Головная часть выполняется по схеме крылатого управляемого аппарата, благодаря чему обеспечивается рикошетирующий характер полета на пассивном участке траектории, при котором пребывание в плотных слоях атмосферы чередуется с движением в разреженной среде. Это позволяет получить достаточно большие дальности и обеспечить приемлемый тепловой режим полета. Для достижения максимальной дальности необходимо, чтобы в тот период времени, когда рикошетирующая ракета находится в плотных слоях атмосферы, органы управления обеспечили максимальное аэродинамическое качество. [c.130]

Для характеристики моей манеры чтения лекций по механике в академии я расскажу только об одной лекции по динамике точки, посвяш.енной изучению движения в гравитационном (ньютоновом) поле Земли. Начинал я эту лекцию обычно с рассказа о межконтинентальных ракетах и показывал, что движение центра масс ракеты на пассивном участке траектории может быть сведено к задаче динамики точки. Без доказательств я подчеркивал, что учет неравномерности распределения масс геоида приводит к тому, что силовая функция, определяюш,ая гравитационное поле Земли, становится более сложной и отличается от силовой функции центрального ньютонова поля. Затем я рассказывал (приводя опытные данные), что до высоты 110—120 км влияние атмосферы (т. е. аэродинамических сил) на закон движения ракеты весьма существенно и, следовательно, наше решение будет достаточно хорошим только на высоте более 110—120 км. [c.231]

При подстановке этого значения С в выражение для V найдем характер изменения скорости точки на пассивном участке траектории [c.65]

Нетрудно понять, как важна роль активного участка траектории, несмотря на его малую длину и кратковременность. Активный участок является участком разгона (участком выведения на траекторию). Успех всего перелета, совершаемого с помощью импульсной ракеты, в огромной степени (если не полностью) зависит от того, насколько точно совершалось активное движение, насколько точно были соблюдены в конце участка разгона величина и направление расчетной скорости. Поэтому важнейшее значение имеет точность системы управления на активном участке. На пассивном участке движение по траектории является вовсе неуправляемым, если исключить исправления (коррекции) траектории посредством кратковременного включения двигателя. [c.52]

Вот почему в космонавтике всегда стараются по возможности избегать вертикальных траекторий и траекторий, у которых начальная скорость пассивного участка (т. е. конечная скорость участка разгона) круто наклонена к горизонту, и предпочитают этим траекториям те, которые начинаются если не совсем горизонтально, то все-таки достаточно полого, т. е. траектории, подобные показанным на рис. 17. Для космонавтики это очень важное обстоятельство, так как при нынешнем уровне развития ракетной техники потерями скорости никак нельзя пренебрегать. Если при запуске искусственных спутников Земли всегда возможен (и необходим) пологий разгон, то при полете к Луне и планетам дело обстоит гораздо сложнее и приходится прибегать к довольно сложному маневрированию, а именно к старту с промежуточной околоземной орбиты. С этим методом мы познакомимся в третьей и четвертой частях книги. [c.76]

После вычисления начальных параметров движения 0о, vo в первом приближении необходимо уточнить время пассивного участка ip. Если окажется, что уточненная величина tp существенно отличается от выбранной в первом приближении, то расчеты повторяются с этим новым значением tp и т. д., пока не будет обеспечена требуемая точность, В качестве начального приближения tp можно выбрать, например, время движения по оптимальной траектории, вычисленной без учета вращения Земли. [c.80]

С увеличением сверхзвуковых скоростей полета и увеличением аэродинамического совершенства современных и перспективных ракет все более значительным становится влияние на траекторию полета эффекта донного сопротивления, которое составляет до 30 % аэродинамического сопротивления на пассивном участке траектории, а на активном участке при определенных условиях значительно уменьшается. Эффект донного сопротивления приводит к усилению влияния времени работы ДУ на дальность и среднюю скорость полета ракет. [c.436]

Б алгоритме оценки угловых переменных в качестве основных измеряемых величин используются углы отклонения инерциальной стабилизированной платформы. На пассивном участке траектории полета в алгоритме оценки вырабатываются как угол, так и угловая скорость. При этом применяется нелинейная пороговая логика для подавления шумов измерения низкого уровня. Информация об угловом ускорении при включении ЖРД РСУ также вводится в алгоритм оценки. Управляющие импульсы формируются с помощью законов управления на основе информации об ошибке ориентации, эффективности управления и логических функций на фазовой плоскости. Б блоке логики выбора ЖРД РСУ, осуществляется выбор включения ЖРД, в которых сочетается создание требуемых моментов с необходимым направлением поступательного перемещения. Кроме того, в системе имеется временная логика включения ЖРД РСУ для определения условий управления относительно осей И, V двумя ЖРД РСУ, а относительно оси Р четырьмя ЖРД. [c.81]

Перед началом спуска с орбиты ИСЛ осуществляется начальная выставка координат аварийной системы управления по данным основной системы управления и навигации, определяется начальное значение навигационного вектора состояния и производится компенсация смещений гироскопов и акселерометров. Смещение нулей гироскопов определяется путем сравнения с данными ориентации, вырабатываемыми основной системой управления и навигации нули акселерометров определяются по сигналам, снимаемым с чувствительных элементов аварийной системы на пассивном участке траектории. На поверхности Луны вторично производятся выставка и определение смещения нулей чувствительных элементов. [c.91]

На пассивных участках траектории попета при отсутствии больших действующих на корабль сил задачей ЦАП является управление ориентацией с помощью РСУ. [c.107]

В варианте траектории, состоящей из участков полета с ускорителем — с маршевым двигателем — пассивный полет — с ускорителем — дополнительным неизвестным является продолжительность периода пассивного полета дополнительным условием для определения этого неизвестного служит условие [c.775]

Ограничимся рассмотрением траектории, состоящей из участка полета с ускорителем, за которым следует период полета с маршевым двигателем и затем участок пассивного полета. Начальное условие 2(ai)=0 опять означает, что в конце полета с ускорителем A/2 = 0, и условием совместности уравнений (103), (72), (74 ) и (104) в этой точке является уравнение (85). [Другая возможность, а именно k = tg Y, исключается уравнением (105), так как при этом оно дает бесконечную тягу в начале периода полета с маршевым двигателем]. Если мгновенное увеличение скорости при включении ускорителя берется в качестве начальной неизвестной величины, то начальный угол Y определяется из уравнения (85). Тогда интегрирование на участке полета с маршевым двигателем ведется со второй неизвестной величиной k до тех пор, пока не выгорит все топливо. Конец участка пассивного полета определяется условием 2(сг2)=0. Обе эти неизвестные величины тогда определяют путем введения соответствующих поправок, обеспечивающих получение заданной конечной высоты и выполнение условия i(a2)=0. Если поправки вводят только в величину k с целью обеспечить выполнение конечного условия Xi(a2)=0, то получаемое решение является минимальным относительно высоты, полученной при интегрировании, если такая высота была задана заранее. [c.782]

Исходя из априори определенного относительного расстояния и времени, отведенного иа выполнение маневров АКА, опре. деляют требуемое значение относительной скорости. На основа-вни этого формируют так называемую опорную траекторию, век тор скорости АКА на которой направлен вдоль линии визирования. Для выполнения i-ro маневра необходимо производить регулирование скорости и поддерживать дви. женне вдоль линии визировании для 2 встречи с пассивным аппаратом после. 1 участка свободного полета (рис. 13.6). [c.359]

Двигатели МОК включаются на режим разгона, который продолжается 17 суток в сфере действия Марса и еще 66 — вне его пределов. После длительного пассивного участка, когда траектория комплекса проходит на максимально близком расстоянии от Солнца (между Венерой и Меркурием), следует 17-суточный активный участок возврата, фактически это коррекция траектории с целью уменьшения длительности полета путем увеличения скорости. Далее сно- [c.396]

На пассивных участках траектории, если таковые имеются, а (t) равно нулю и величина интеграла не будет зависеть от Р (t). Поэтому на этих участках требование Р t)=Pa является излишним. Это позволяет упростить анализ. Как будет показано далее, задачи оптимизации траектории имеют стационарные решения, однако в этих решениях не учитывается наличие участков свободного полета. Но можно исходить из предположения, что такие участки входят в состав траектории с соответствуюш ей этому экономией энергии (см. [3]). [c.289]

Такие системы удобны для решения некоторых проблем космической навигации. В большинстве случаев космический летательный аппарат после окончания активного участка траектории полета в течение длительного промежутка времени должен двигаться по инерции. Это приводит к тому, что незначительные ошибки в начале пассивного участка траектории полета могут стать недопустимо большими при подходе к месту назначения, Поэтому нужно предусмотреть дополнительный активный участок в средней части траектории или вблизи места назначения. Для этого дополнительного активного участка должны быть выработаны надлежащие команды. Методы радиоуправления обладают тем достоинством, что их точность не связана с длительностью полета, а это очень ценно для решения задачи управления в космосе. Фактически промежуток времени свободного полета можно использовать для увеличения периода сглаживания и, следовательно, для получения более точных данных (см, гл, 23), [c.634]

В общепринятой схеме расчета траектория полета ракеты разбивается на два основных участка 1) активный участок движения ракеты под действием реактивной тяги, тяготения и взаимодействия ракеты с окружающим ее воздухом и 2) пассивный участок движения ракеты под действием только тяготения и взаимодействия с окружающей средой при выключенном двигателе (исчерпании ресурсов топлива). Пассивный участок траектории при достижении ракетой достаточно большой высоты и выхода ее из плотных слоев атмосферы соответствует тому свободному от сопротивления воздуха участку полета ракеты, который был уже рассмотрен ранее в 92—94. [c.124]

На современном уровне космической техники для определения и прогнозирования достаточно, в принципе, иметь дело с баллистическими траекториями, так как продолжительность их активных участков настолько мала, а модуль тяги настолько велик, что длительность пассивных или баллистических участков космического полета допускает большой объем измерений. Однако можно ожидать, что [c.70]

Запуски первых трех автоматических межпланетных станций (АМС) к Луне производились каждый раз в то время, когда Луна находилась вблизи южного участка своей орбиты. Запущенные непосредственно с Земли станции постепенно набирали скорость до второй космической с последующим переходом к пассивному полету к цели без использования промежуточной орбиты спутника Земли и без коррекции траектории перелета. В дальнейшем советские космические аппараты запускались к Луне и планетам уже с применением промежуточной орбиты ИСЗ, что обеспечивало существенный энергетический выигрыш и расширяло временные интервалы запуска к Луне. [c.17]

Автоматическое управление аппаратом на активных участках траектории полета значительно сложнее, чем на пассивных. На активных участках к программе ЦАП управления ориентацией добавляются программа управления траекторией попета, программа вычисления массы корабля, в алгоритме оценки определяется угловое ускорение а законы управления ЖРД РСУ видоизменяются таким образом, чтобы по оцененному значению углового ускорения ввести поправку в текущее значение эффективности управления на участках снижения и посадки на Луну осуществляется управление величиной и направлением вектора тяги посадочного ЖРД, с учетом взаимодействия с ЖРД РСУ. [c.82]

Траектория оканчивается на дуге, соответствующей участку пассивного полета. В этом случае мы производим интегрирование вдоль дуги, соответствующей периоду полета с маршевым двигателем до точки М(а2)=М2, продолжаем интегрирование вдоль дуги, соответствующей участку пассивного полета, до точки 1/(02) = /2. и определяем две степени свободы с помощью конечных условий У(СГ2)=У2 и ia2) = I2 [c.772]

Левая часть уравнения представляет собой выражение, которое может быть названо характеристическим параметром ракеты. Оно обычно намного больше единицы, особенно для ракет больших размеров, для которых коэффициент аэродинамического сопротивления увеличивается, грубо говоря, пропорционально квадрату диаметра, в то время как вес увеличивается пропорционально кубу диаметра. Поэтому такие ракеты будут требовать больших ускорений на участке полета с маршевым двигателем. Может даже случиться, что величина отношения силы аэродинамического сопротивления к весу, требующаяся для того, чтобы удовлетворить уравнение (89), на участке полета с маршевым двигателем никогда не будет достигнута. Тогда траектория минимального расхода топлива будет состоять просто из дуги полной тяги, за которой, возможно, будет следовать пассивный участок полета, и, таким образом, необходимость в программировании тяги отпадает. [c.777]

Можно определить несколько видов баллистического или почти баллистического полета. Первым, и вероятно, наиболее важным, является запуск снаряда на баллистическую траекторию. Простейшим примером этого является снаряд, выбрасываемый из ствола орудия. Здесь управление заключается в определенной установке ствола орудия, и тяга прекращается, как только снаряд оставляет дуло орудия. Причины рассеивания снарядов можно разделить на две группы. К первой группе относятся причины, возникающие при движении снаряда в стволе орудия. Они включают разброс скорости вследствие неправильной установки ствола по азимуту и углу возвышения, что может быть названо ошибками наведения. Вторая группа причин характеризуется нестандартными атмосферными условиями, которые влияют на баллистическую часть траектории. В неуправляемой ракете процесс горения продолжается до тех пор, пока не истощится ракетное топливо. Управление на пассивной части траектории осуществляется посредством аэродинамических сил, действующих на стабилизирующие рули или на вращающееся тело ракеты. Можно сказать, что ствол орудия представляет собой активный участок траектории снаряда. В управляемой ракете скорость и положение измеряются в течение активного участка полета, причем тяга прекращается и управление осуществляется так, чтобы после включения двигателя снаряд двигался по надлежащей баллистической траектории к месту назначения. Как и для орудийных снарядов, рассеивание ракет определяется разбросом параметров движения в конце активного участка траектории и рассеиванием, возникающим в течение полета снаряда с выключенным двигателем. Для космического снаряда значительная часть полета с выключенным двигателем может происходить вне атмосферы. В этом случае аэродинамические эффекты будут давать меньшее рассеивание, чем то, которое давала бы система управления, если бы двигатель работал в течение этого периода. [c.669]

Понятие о траекториях искусственных спутников Земли. На космический корабль или искусственный спутник помимо поли тяготения Земли действуют поля тяготения других небесных тел (Солнца, Луны и др.). Однако при не слишком большом удалении от Земли решающую роль играет поле тяготения Земли, которое в первом приближении можно считать сферически симметричны центральным полом, чей центр совпадает с центром Зем.ти. Траекторию космическогв корабля можно разбить на два участка активный, во время прохождения которого двигатели работают, и пассивный, описываемый космическим кораблем после выключения двигателя. Определение пассивного участка траектории п поле тяготения Земли сводится к решению задачи Кеплера — Ньютона (см. п. 2. 2). Если пассивный участок траектории тела, запу-ш,енного с Земли в космическое пространство, представляет собой эллиптическую орбиту, то тело является искусственным спутником Земли. [c.431]

Исследование на экстремум модуля базиса-вектора как функции истинной аномалии, выполненное Лоуденом [20], [77], [78] для определения постоянной Р (см. 3.03), позволяет сделать вывод если один из участков оптимальной траектории является пассивным и представляет дугу конического сечения и он начался (или закончился) в результате действия импульса, приложенного в апсидальной точке и направленного по касательной к орбите, то тогда и все остальные участки траектории являются пассивными и точки соединения всегда совпадают с их апси-дальными точками. В частности, если дуга круговой орбиты является частью оптимальной траектории, то и все остальные пассивные участки оптимальной траектории являются дугами конических сечений с совпадающими осями. Таким образом, оптимальная траектория состоит из пассивных участков (дуг конических сечений), началами и концами которых являются точки соединения. [c.734]

Оценим характер изменения времени движения на пассивном участке tp при увеличении крутизны траектории. Время движения найдем через площадь S, заметаемую радиусом-вектором при перемещении из начальной точки в конечную, и величину С = roFo os 0о [c.86]

Параболическая траектория как предельный случай эллиптической. Можно рассматривать параболическую траекторию как предельный случай эллип-ТИЧ61СК0Й, если угловая дальность пассивного участка мала. Построим прямоугольную декартову систему координат Оху с началом в точке бросания, осью Ох, направленной горизонталыно в сторону движения, и осью-Оу, натравленной по продолжению начального радиуса вектора (рис. 3.11). [c.88]

Предположим, что в начальной точке М на высоте Н КА имеет скорость Vнаправленную под углом 01 к местному горизонту (протяженность активного участка ракеты-носителя пока не учитывается). Если 01=0, то начальная точка является перигеем, причем большая полуось траектории пассивного участка будет колли-неарна начальному радиусу-вектору Гь Минимальный угол между Г1 (или большой полуосью в рассматриваемом случае) и плоскостью орбиты Луны составляет Ч тш- Как показывают расчеты [22], ття сильно вытянутых эллиптических траекторий угол ме/ьду большой полуосью и радиусом, равным расстоянию до Луны (г = гл), не превышает 15°. Поскольку в случае старта с территории Советскою Союза Ч тш>18°, то понятно, что при эллиптических начальных скоростях и 01 = О траектория КА будет пересекать плоскость орбиты Луны с недолетом, раньше того момента, когда текущий радиус станет равным расстоянию до Луны (рис. 7.17). Чтобы поднять восходящую ветвь траектории относительно плоскости движения Луны, необходимо увеличить начальный угол 01 или скорость V. Отсюда видно, что потребные энергетические затраты на пространственную траекторию перелета к Луне больше затрат на траекторию компланарного перелета в плоскости лунной орбиты. [c.274]

Этими формулами удобно пользоваться, если нужно вычислять прямоугольные координаты аппарата в нескольких положениях. Вспомогательные величины я, Л, i>, , с, С являются функциями только элементов Q, t и е поэтому их можно вычислить одни раз для всех положений. Переменные же г и / должны вычисляться для каждого положения (способ их вычисления будет описан позднее — ем. гл. 4). Следует, однако, заметить, что Q, I и (О являются постоянными только в том случае, когда на аппарат не дейстиуют никакие возмущения. Фактически такая ситуация наблюдается в большинстве межпланетных полетов на пассивных участках траектории. [c.49]

На второй ступени PH установлена двигательная установка, разработанная в КБ химического машиностроения (КБХМ) под руководством главного конструктора Алексея Михайловича Исаева. В эту установку входят маршевый двигатель без дожигания с насосной системой подачи топлива и четырехсопловый рулевой двигатель с вытеснительной подачей компонентов в специальный газогенератор системы малой тяги (СМТ). Характерными особенностями двигательной установки также являются возможность повторного включения маршевого ЖРД в условиях невесомости и наличие трех режимов тяги - основного, промежуточного и режима малой тяги. Тяга ЖРД на основном режиме создается камерой маршевого двигателя и его четырьмя рулевыми газовыми соплами, через которые осуществляется выброс отработанного на турбине ТНА генераторного газа. Она составляет 157,5 кН (при удельном импульсе тяги 2972 Н с/кг). На режиме промежуточной тяги работают только рулевые сопла (тяга их в сумме равна 5,5 кН). Режим промежуточной тяги используется при запуске и выключении ЖРД. Малая тяга (100 Н) создается на пассивном участке траектории выведения четырьмя дополнительными, значительно меньшими соплами системы малой тяги, через которые истекает газ из газогенератора СМТ. Сопла объединены с основными рулевыми соплами в единые поворотные блоки. [c.72]

В соответствии с двумя фазами полета БР ее траектория состоит из дву.ч основны.ч участков - так называемого активного участка траектории (АУТ) и пассивного участка траектории (ПУТ). На рис. 1,4 эти участки изображены кривыми 0-0 . и 0 -Ц, при этом точки 0,0 и Ц Гфедставляют собой точку пуска БР, точку окончания, ЛУТ и точку падения ракеты (ее головной части) на поверхность Земли. На этом же рисунке буквой Ц показано положение цели на момент пуска БР. а пунктирной линией - пространственное перемещение цели вследствие осевого вращения Земли за время полета БР от точки пуска до точки падения. Таким образом, точка Ц есть спрогнозированное на момент [c.42]

Нелинейность зависимостей, связанных с механикой твердого тела, еще более осложняет задачу оценки и прогнозирования, особенно когда речь идет об устойчивости активных участков траекторий. Годографический анализ пассивных и активных участков в векторных пространствах различных порядков, по-видимому, даст возможность получить новые результаты в области определения и прогнозирования траекторий. [c.71]

Все последующие советские запуски в сторону Луны и большинство последующих американских сопровождались стартом с орбиты. Преимущества старта с орбиты перед непрерывным участком разгона слишком очевидны, чтобы не воспользоваться первым, несмотря на некоторые недостатки этого метода, требующие преодоления различных технических затруднений. Желательно, чтобы точка схода с орбиты была в пределах радиовидимости наземных станций, а это не всегда возможно, так как пассивный участок полета по круговой орбите может быть довольно велик [3.3]. Вообще, чем длиннее этот участок, тем существеннее могут оказаться навигационные ошибки поэтому траектории 3 и 4 на рис. 71, в выгоднее, чем траектории 5 и 4, и если они избраны, то старт лучше производить в момент, когда космодром находится в точке В, а не в точке А. [c.201]

На активных участках траектории полета используется логика управления, показанная на рис. 24.6. Точки пересечения парабол с осью е передвигаются в. зависимости от величины расчетного смещающего углового ускорения. Точки пересечения (1°, -2°, 0,75 ), показанные на рисунке, типичны для активного участка взлета, когда вектор тяги ЖРД взлетной ступени смещен. Крутизна четырех парабол устанавливается по четырем разностям угловых ускорений. Берхняя левая парабола определяется минимальным ускорением 1П1П=1,4 град/сек , как и в случае пассивного полета. Берхняя правая парабола определяется располагаемой разностью ускорений между ускорением от смещающего момента и противоположным по знаку ускорением от ЖРД РСУ. [c.86]

При прямом выведении время запуска и траекторию ракеты-носителя выбирают такими, чтобы непосредственно в конце участка выведения были обеспечены требуемые начальные условия сближения КА. Траектория выведения при этом может или располагаться в плоскости орбиты пассивного аппарата (компланарное выведение), или в общем случае не совпадать с этой плоскостью (некомпланарное выведение). Схема прямого выведения накладывает достаточно жесткие ограничения иа значения углов некомпланарности (углов между плоскостями орбиты пассивного и траектории активного КА) и на время запуска, определяемое вхождением пассивного КА в район стартовой позиции ракеты-носителя. Поэтому при решении задачи встречи космических объектов предпочтение отдают схеме сближения с использованием промежуточной орбиты. Реализация данной схемы предполагает предварительное выведение активного КА на орбиту ожидания. Разница в периодах обращения аппаратов позволяет выбрать момент начала сближения при наиболее выгодном их взаимном положении. Время, необходимое для достижения этого положения, являющееся функцией времени старта, называют временем фазирования. [c.333]

Из проведенного выше анализа полей снл инерции ясно, что реально состояние невесомости может существовать только в том случае, когда тело не вращается и совершает свободное поступательное движение в гравитационном поле, а раз.меры тела столь невсликп, что градиентно-гравитационные снлы инерции пренебрежимо малы. В состоянии невесомости налодятся ИСЗ н КА, совершающие пассивный орбитальный полег, головные части ракет при движении на внеат.мосферном участке траектории. Состояние невесомости испытывают космонавты в космическом корабле при полете с выключенной двигательной установкой или при выходе в открытый космос. Аналогичное состояние испытывают парашютисты в первые секунды свободного падения с [c.551]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...